JP5213713B2 - Aircraft engine assembly comprising an engine and a device for securing the engine - Google Patents
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Description
本発明は、航空機の翼とエンジンとの間に配置されることになる、航空機用エンジンの取り付けのためのパイロンの分野に関するものであり、さらに詳しくはこのパイロンデバイスを具備してなるエンジンアセンブリに関するものである。 The present invention relates to the field of pylons for mounting aircraft engines, which are to be placed between aircraft wings and engines, and more particularly to engine assemblies comprising this pylon device. Is.
本発明は、ターボジェットエンジンあるいはターボプロップエンジン、あるいはその他いかなるタイプのエンジンを備えた、いかなるタイプの航空機においても使用可能である。 The present invention can be used on any type of aircraft with a turbojet engine or turboprop engine, or any other type of engine.
エンジンマウント構造体を略して「EMS」とも呼ばれる、このタイプの取り付けパイロンは、航空機の翼の下にターボジェットエンジンを吊り下げるのに、あるいは当該ターボジェットエンジンを当該翼の上にマウントするのに使用できる。 This type of mounting pylon, also abbreviated as “EMS” for engine mount structure, is used to suspend a turbojet engine under an aircraft wing or to mount the turbojet engine on the wing. Can be used.
航空機用のエンジンマウント(取り付け)デバイスは、エンジンと航空機の翼との間の接続インタフェースを形成するよう設計される。それは、関係するエンジンによって生じる荷重を機体に伝達することを可能とし、しかもエンジンと航空機との間に、燃料ライン、電気、油圧および空気用の経路を提供する。 Aircraft engine mounting devices are designed to form a connection interface between an engine and an aircraft wing. It makes it possible to transmit the load produced by the engine concerned to the fuselage and yet provides a route for fuel lines, electricity, hydraulics and air between the engine and the aircraft.
荷重の伝達を確実なものとするために、エンジンマウントは、たとえばボックス型の、すなわち横方向リブによって互いに接合された上側および下側桁材からなるアセンブリから形成された剛構造体を具備してなる。 In order to ensure the transmission of the load, the engine mount comprises a rigid structure, e.g. formed of an assembly of upper and lower girders which are box-shaped, i.e. joined together by lateral ribs. Become.
同様に、エンジンマウントは、エンジンとエンジンマウントの剛構造体との間に配置されたマウント手段を備えるが、これらの手段は全体として二つのアセンブリを、概して前部アタッチメントおよび後部アタッチメントを具備してなる。 Similarly, the engine mount includes mounting means disposed between the engine and the rigid structure of the engine mount, but these means generally comprise two assemblies, generally including a front attachment and a rear attachment. Become.
さらに、ある取り付け手段は、ターボジェットエンジンによって生じるスラスト荷重を伝達するスラストマウントデバイスを具備してなる。従来、このデバイスは、通常は、第一に中心エンジンケーシングの前部に対してあるいは中心エンジンケーシングの後部に対して、そして第二にマウントアセンブリの剛構造体に対して連結された二つのサイドリンクの形態である。 Furthermore, one attachment means comprises a thrust mount device that transmits the thrust load generated by the turbojet engine. Conventionally, this device usually has two sides connected first to the front of the central engine casing or to the rear of the central engine casing and second to the rigid structure of the mounting assembly. It is a form of a link.
同様に、エンジンマウントはまた、エンジンマウントと航空機の翼との間に介在させられた取り付けシステムを具備してなるが、当該システムは概して二つまたは三つのアタッチメントから構成される。 Similarly, the engine mount also comprises a mounting system interposed between the engine mount and the aircraft wing, the system generally consisting of two or three attachments.
最後に、エンジンマウントは、異なるシステムを分離しかつ支持すると共に空力カウリングを保持する二次構造体を備える。 Finally, the engine mount includes a secondary structure that separates and supports the different systems and holds the aerodynamic cowling.
当業者には公知の様式で、エンジンによって生じるスラスト荷重は、たいていは、多かれ少なかれ、エンジンの前後方向の撓みを引き起こす。すなわち、撓みは、スラスト荷重によってもたらされかつ航空機の前後方向軸線に沿って作用するトルクに起因する。この点に関して、航空機の巡航状況下では、スラスト荷重は、エンジンの前後方向の撓みの唯一の原因であることにも留意されたい。 The thrust load generated by the engine, in a manner known to those skilled in the art, usually causes more or less deflection of the engine in the longitudinal direction. That is, the deflection is due to the torque caused by the thrust load and acting along the longitudinal axis of the aircraft. In this regard, it should also be noted that under aircraft cruise conditions, thrust loads are the only cause of engine longitudinal deflection.
特に航空機の巡航時に上記前後方向の撓みが生じる場合には二つの問題を伴う。第1の問題に関して、観察される撓みに関して予防措置が取られておらず、第一には回転するファンブレードとファンケーシングとの間に、そして第二には回転するコンプレッサーおよびタービンブレードと中心エンジンケーシングとの間に不可避的に大きな摩擦が生じている。そうした摩擦の最も重大な帰結は、エンジンの早期損耗であり、これは明らかにその耐用年数およびその性能レベルにとって有害である。第2の問題に関して、運転クリアランスが前後方向の撓みによって事実上接触が決して生じないようなものとされると、エンジン出力の著しい低下が引き起こされる。 In particular, there are two problems when the longitudinal deflection occurs during cruising of an aircraft. With regard to the first problem, no precautions have been taken with respect to the observed deflection, first between the rotating fan blades and the fan casing, and secondly the rotating compressor and turbine blades and the central engine. There is inevitably large friction between the casing and the casing. The most significant consequence of such friction is premature wear of the engine, which is clearly detrimental to its service life and its performance level. Regarding the second problem, if the operating clearance is such that contact is virtually never caused by longitudinal deflection, a significant reduction in engine power is caused.
上記の事実に鑑みて、上記運転クリアランスを必要以上に大きくすることなく、可能な限り制限摩擦を最小限に抑えるために、スラスト荷重に起因するエンジンの前後方向の撓みを最も良好に抑制する取り付け手段を提供する必要があることは明らかである。 In view of the above facts, the installation that best suppresses the longitudinal deflection of the engine due to thrust loads to minimize the limited friction as much as possible without increasing the operating clearance more than necessary. Clearly there is a need to provide a means.
だが、従来型の取り付け手段では、特に航空機の巡航時のスラスト荷重に関連する左右方向軸(横軸)トルクに起因するエンジンの前後方向の撓みを、全く申し分のないほどには抑制できないことが判明している。 However, with conventional mounting means, the longitudinal deflection of the engine due to the left / right axis (horizontal axis) torque, particularly related to the thrust load during cruising of the aircraft, cannot be suppressed to a satisfactory degree. It turns out.
したがって本発明の目的は、従来形態に関連する上記欠点を(少なくとも部分的に)克服する航空機用エンジンアセンブリを提案することである。 Accordingly, it is an object of the present invention to propose an aircraft engine assembly that (at least partially) overcomes the above disadvantages associated with conventional configurations.
この目的に関して、本発明の対象事項はエンジンおよびエンジンマウントを具備してなる航空機用エンジンアセンブリであり、エンジンマウントは航空機の翼とエンジンとの間に介在させられるようになっており、しかも剛構造体およびエンジンをこの剛構造体にマウントするための手段を具備してなり、このマウント手段は第1のアタッチメントおよび第2のアタッチメントからなる。本発明によれば、第1のアタッチメントは、それぞれエンジンのファンケーシングに対して取り付けられた二つのサイドアタッチメント半体からなり、しかも第2のアタッチメントは当該エンジンの中心ケーシングの前部に対して取り付けられる。 For this purpose, the subject of the present invention is an aircraft engine assembly comprising an engine and an engine mount, the engine mount being arranged between the aircraft wing and the engine and having a rigid structure. Means are provided for mounting the body and the engine to the rigid structure, the mounting means comprising a first attachment and a second attachment. According to the invention, the first attachment consists of two side attachment halves each attached to the engine fan casing, and the second attachment is attached to the front of the central casing of the engine. It is done.
すなわち、本発明のエンジンアセンブリにおいては、意図されたエンジンアタッチメントの全ては、エンジンのファンケーシングまたは中心エンジンケーシングの前部のいずれかに取り付けられる。ゆえに、エンジンによって生じる荷重の伝達が第2のエンジンアタッチメントによって中心ケーシングの前部だけで保証できる本発明に特有の、この形態に関しては、当該エンジンの中心ケーシングの後方中央部分は、従来形態に場合のように、一つ以上の後部エンジンアタッチメントによってエンジンマウントに対してもはや結合されていないことを理解されたい。同様に、本発明はそれゆえ、エンジンの排気ケーシングにおいてはエンジンアタッチメントを供しないが、これは、ファンケーシングの後方に配置されたエンジンの部分全体は、事実上、有利なことには取り付け手段を備えたリンクが存在しないことを意味する。 That is, in the engine assembly of the present invention, all of the intended engine attachments are attached to either the engine fan casing or the front of the central engine casing. Thus, for this configuration, which is unique to the present invention in which the transmission of the load produced by the engine can be guaranteed only by the second engine attachment at the front of the central casing, the rear central portion of the central casing of the engine is As such, it should be understood that it is no longer coupled to the engine mount by one or more rear engine attachments. Similarly, the present invention therefore does not provide an engine attachment in the exhaust casing of the engine, but this means that the entire part of the engine located behind the fan casing is practically advantageous for mounting means. This means that the provided link does not exist.
明らかに、それを用いてエンジンからの荷重をエンジンと剛構造体との間で伝達できる機械式リンクは単に上記取り付け手段からなり、それ自体単に第1のアタッチメントの上記二つのサイドアタッチメントおよび上記第2のアタッチメントからなることに留意されたい。こういうわけで、中心エンジンケーシングの前部に対して取り付けられた上記第2のエンジンアタッチメントに対して後方に位置するエンジンの部分全体には、剛構造体への取り付けのためのエンジンアタッチメントが存在しない。 Obviously, the mechanical link that can be used to transfer the load from the engine between the engine and the rigid structure simply consists of the attachment means, itself itself the two side attachments of the first attachment and the second attachment. Note that it consists of two attachments. This is why there is no engine attachment for attachment to the rigid structure in the entire portion of the engine located behind the second engine attachment attached to the front of the central engine casing. .
その結果、エンジンアタッチメントのこの独特の配置によって、中心ケーシングがこうむる撓みは、この撓みがエンジンによって生じるスラスト荷重によるものであろうと、航空機のさまざまな飛行段階で遭遇するであろう突風によるものであろうと、著しく低減される。 As a result, due to this unique arrangement of engine attachments, the deflection that the central casing bears is due to gusts that may be encountered at various flight stages of the aircraft, whether this deflection is due to the thrust load produced by the engine. Wax is significantly reduced.
それゆえ、上述したように撓みが低減するので、回転するコンプレッサーおよびタービンのブレードと中央エンジンケーシングとの間の摩擦が著しく軽減され、したがって、これらブレードの早期損耗に起因する出力ロスが大幅に低減される。 Therefore, since the deflection is reduced as described above, the friction between the rotating compressor and turbine blades and the central engine casing is significantly reduced, thus greatly reducing the power loss due to premature wear of these blades. Is done.
参考までに言うと、一つのエンジンアタッチメントをファンケーシング上に、そして一つのエンジンアタッチメントを中心エンジンケーシングの前部に設けることによって、それらを互いに十分に離間させて配置することが可能となることに留意されたい。そうした離間の利点は、所与の軸線に沿ったモーメントに関連する、それが伝達することになる荷重は、一般的な従来技術の解決策に関して確認される荷重と比べて当然ながら低減されるという事実に起因して、上記エンジンアタッチメントの構造を簡素化できることである(もっぱら中心ケーシング上に配置されたエンジンアタッチメント同士は、それほど遠く離れて配置することができない)。 For reference, by providing one engine attachment on the fan casing and one engine attachment on the front of the central engine casing, it will be possible to place them sufficiently apart from each other. Please keep in mind. The advantage of such separation is that the load that it will transmit, which is related to the moment along a given axis, will naturally be reduced compared to the load identified for general prior art solutions. Due to the fact, the structure of the engine attachment can be simplified (engine attachments arranged exclusively on the central casing cannot be arranged so far apart).
最後に、エンジンアタッチメントおよびエンジンマウントは有利なことにエンジンの高温部から離れた位置に配置でき、これによって当該構成要素に加えられるであろう熱の影響が著しく低減される。 Finally, the engine attachment and engine mount can advantageously be located remotely from the hot part of the engine, thereby significantly reducing the effects of heat that may be applied to the component.
好ましくは、第2のエンジンアタッチメントはエンジンの前後方向に沿って作用する負荷を伝達するよう構成され、そして第1のエンジンアタッチメントの二つのアタッチメント半体はそれぞれエンジンの前後方向に沿ってかつエンジンの垂直方向沿って作用する荷重を伝達するよう構成される。 Preferably, the second engine attachment is configured to transmit a load acting along the longitudinal direction of the engine, and the two attachment halves of the first engine attachment are each along the longitudinal direction of the engine and the engine. It is configured to transmit loads acting along the vertical direction.
さらに、これに代えて、二つのエンジンアタッチメントの一方がまた、それがエンジンの左右方向に沿って作用する荷重を伝達するよう構成されてもよい。 Further alternatively, one of the two engine attachments may also be configured to transmit a load on which it acts along the left-right direction of the engine.
好ましくは、第2のエンジンアタッチメントは、中心ケーシングを上記ファンケーシングに対して連結する固定ブレードを支持する中心ケーシングの前部の一部に対して取り付けられる。この場合、事実上、ファンケーシングの後方に配置されたエンジンの部分全体は、有利なことには取り付け手段を備えたリンクを持たず、したがって前後方向の撓みを受けずに自由に動作できる。 Preferably, the second engine attachment is attached to a portion of the front portion of the central casing that supports a stationary blade that connects the central casing to the fan casing. In this case, in effect, the entire part of the engine arranged behind the fan casing advantageously has no link with attachment means and is therefore free to operate without longitudinal deflection.
にもかかわらず、第2のエンジンアタッチメントは中心エンジンケーシング上でさらに後方に配置できるが、依然としてその前部に、すなわち高圧コンプレッサーの前部に存在することに留意されたい。 Nevertheless, it should be noted that the second engine attachment can be placed further rearward on the central engine casing, but still in its front, i.e. the front of the high-pressure compressor.
好ましくは、第1のアタッチメントは、エンジンに対して固定されたエンジンブレードおよび剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を具備してなり、これらエンジンおよびエンジンマウント部は互いに固定されかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面はエンジンの左右方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。 Preferably, the first attachment comprises an engine blade fixed to the engine and an engine mount fixed to the rigid structure, the engine and the engine mount fixed to each other and each other. The two contact surfaces are in contact with each other, and the two contact surfaces are arranged along a plane defined by the left-right direction and the vertical direction of the engine.
第2のアタッチメントが、エンジンに対して固定されたエンジンブレードおよび剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を具備してなるようにすることもでき、エンジン部およびエンジンマウント部は互いに固定され、しかもそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面は、エンジンの前後方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。 The second attachment may include an engine blade fixed to the engine and an engine mount portion fixed to the rigid structure, and the engine portion and the engine mount portion are fixed to each other. In addition, each has two contact surfaces that abut against each other, and these two contact surfaces are arranged along a plane defined by the front-rear direction and the vertical direction of the engine.
だが、一つの好ましい解決策は、エンジンに対して取り付けられたエンジン部ならびに剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を備えた第2のアタッチメントを提供することであり、このエンジンおよびエンジンマウント部は互いに固定され、かつそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面は、だが、エンジンの左右方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。 However, one preferred solution is to provide a second attachment with an engine portion attached to the engine and an engine mount portion secured to the rigid structure. The parts are fixed to each other and have two contact surfaces that abut each other, but these two contact surfaces are, however, arranged along a plane defined by the left and right and vertical directions of the engine.
上記の場合、二つのエンジンアタッチメントは有利なことには剛構造体上でのエンジンの軸方向の位置決めが可能となるように構成され、搭載中になされる相対的な軸方向の移動は続いて、エンジンに対して垂直方向および左右方向の両方に配置された、さまざまな接触面間の当接によって停止させられる。 In the above case, the two engine attachments are advantageously configured to allow axial positioning of the engine on the rigid structure, followed by relative axial movements made during mounting. , Stopped by contact between the various contact surfaces, both vertically and laterally to the engine.
別の解決策は、スラスト荷重を伝達するための二つのサイドリンクを具備してなる第2のアタッチメントを提供することであり、これらのリンクは剛構造体に連結された後方端部を有する。それゆえ、一般的なスラストマウントデバイスの形態に第2のエンジンアタッチメントを設計することによって、剛構造体の前部の構造は、それがもっぱら第1のアタッチメントを支持する限り、簡素化できる。この形態においては、後部アタッチメントは、たとえば、従来形態によく見られるように、スラストリンクの後端部を支持する整流バーによって剛構造体の下側中心部分に対して連結される。 Another solution is to provide a second attachment comprising two side links for transmitting thrust loads, these links having a rear end connected to a rigid structure. Therefore, by designing the second engine attachment in the form of a common thrust mount device, the structure at the front of the rigid structure can be simplified as long as it supports only the first attachment. In this configuration, the rear attachment is connected to the lower central portion of the rigid structure by a rectifying bar that supports the rear end of the thrust link, for example, as is often seen in conventional configurations.
最後に、マウントシステムは平衡システムであることが有利であり、これは、その設計を著しく容易なものとすることに留意されたい。 Finally, it should be noted that the mounting system is advantageously a balanced system, which makes its design significantly easier.
本発明の上記以外の利点および特徴は、以下の非限定的説明から明らかとなるであろう。 Other advantages and features of the invention will become apparent from the following non-limiting description.
以下、図面を参照して本発明について説明する。 The present invention will be described below with reference to the drawings.
本発明のさまざまな好ましい実施形態を示す各図において、同じ参照数字が付された構成要素は同一または類似の要素である。 In the figures illustrating the various preferred embodiments of the present invention, components with the same reference numerals are the same or similar elements.
図1に関して、航空機の翼(図示せず)の下に吊り下げられるよう意図されたエンジンアセンブリ1を認識できるが、当該アセンブリ1は、マウントデバイス4およびこのデバイス4の下方にマウントされたターボジェットエンジンのようなエンジン6を具備してなる、本発明の第1の好ましい実施形態の様式である。 With reference to FIG. 1, an engine assembly 1 intended to be suspended under an aircraft wing (not shown) can be recognized, which assembly 1 comprises a mounting device 4 and a turbojet mounted below this device 4. 1 is a first preferred embodiment mode of the present invention comprising an engine 6 such as an engine.
概して、マウントデバイス4は、エンジン6をマウントするための手段を支持する剛構造体8を具備してなるが、このマウント手段は二つのエンジンアタッチメント10,12からなる。
In general, the mounting device 4 comprises a
参考までに、アセンブリ1はナセル(図示せず)によって取り囲まれるよう意図されており、しかもマウントデバイス4は、航空機の翼の下方で、このアセンブリ1を吊り下げるのに使用される他の一連のアタッチメント16を具備してなることに留意されたい。
For reference, the assembly 1 is intended to be surrounded by a nacelle (not shown), and the mounting device 4 is a series of other series used to suspend the assembly 1 below the aircraft wing. Note that
以下の説明では、慣例により、Xは、ターボジェットエンジン6の前後方向と比較可能なマウントデバイス4の前後方向(長手方向)を指し示すのに用いるが、このX方向はターボジェットエンジン6の前後方向中心線と平行である。同様に、Yはマウントデバイス4と交差する方向を指し示すが、これはまたターボジェットエンジン6の左右方向(横方向)と比較可能であり、そしてZは鉛直方向すなわち高さを指し示し、これら三つの方向は互いに直交している。 In the following description, by convention, X is used to indicate the front-rear direction (longitudinal direction) of the mount device 4 that can be compared with the front-rear direction of the turbojet engine 6. Parallel to the center line. Similarly, Y indicates the direction intersecting the mount device 4, which is also comparable to the left-right direction (lateral direction) of the turbojet engine 6, and Z indicates the vertical direction or height, and these three The directions are orthogonal to each other.
さらに、「前方」および「後方」との用語は、ターボジェットエンジン6によって加えられるスラストによって生じる航空機の飛行方向と関連付けて解釈すべきであり、この方向は矢印7によって概略的に示す。 Furthermore, the terms “forward” and “rearward” should be interpreted in connection with the flight direction of the aircraft caused by the thrust applied by the turbojet engine 6, which direction is indicated schematically by arrows 7.
図1においては、二つのエンジンアタッチメント10,12、ならびにマウントデバイス4の一連のアタッチメント16および剛構造体8を認識できる。当該デバイス4のその他の構成要素(図示せず)、たとえば別のシステムの分離および支持を確実なものとすると共に空力的カウリングを支持する二次的構造体は、従来技術に見出されかつ当業者にはよく知られたものと同一あるいは類似の既存の構成要素である。ゆえに、その詳しい説明は省略する。
In FIG. 1, two
さらに、ターボジェットエンジン6は、その前部において、環状ファンダクト20を形成するサイズの大きなファンケーシング18を有し、しかも後方に向かって、ターボジェットエンジンのコアを取り囲む、より小さなサイズの中心ケーシング22を具備してなることに留意されたい。最後に、ターボジェットエンジン6の後端には、後方に向かって、中心ケーシング22よりもサイズの大きな排気ケーシング23が存在している。明らかに、ケーシング18,22および23は互いに固定されている。これに関連して、中心ケーシング22は、前方に配置され、かつより大きな直径を有する部分25を具備してなるが、この部分25は、中心ケーシング22をファンケーシング18に対して結合する固定ブレード27を支持している。
Furthermore, the turbojet engine 6 has, in its front part, a large
図1から分かるように、マウントデバイス4のエンジンアタッチメント10,12の数は二つであり、それぞれ、第1のエンジンアタッチメントおよび第2のエンジンアタッチメントと、あるいは後に説明する、それらの相対的配置状態のために上側アタッチメントおよび下側アタッチメントと呼ばれる。
As can be seen from FIG. 1, the number of
第1のエンジンアタッチメント10は、剛構造体8の前端部(分かりやすくするために図示せず)とファンケーシング18の上側環状部分との間に介在させられている。
The
さらに詳しく言うと、第1のエンジンアタッチメント10は二つのサイドアタッチメント半体10aからなり、これら二つのアタッチメント半体10aのそれぞれは、図1に大まかに示すように、X方向に沿ってかつZ方向に沿って作用する荷重を伝達できるように構成されている。明らかに、これら二つのアタッチメント半体10aは、エンジン6の前後方向中心線を通る垂直面(図示せず)に関して対称配置されている。
More specifically, the
概して言うと、上記垂直面は、そのマウント手段を備えたマウントデバイス4全体にとっての対称面を形成している。 Generally speaking, the vertical plane forms a plane of symmetry for the entire mounting device 4 provided with the mounting means.
同様に、第2のアタッチメント12は、剛構造体8の前端部と中心ケーシング22の部分25との間に、すなわちこの中心ケーシング22の前端部に配置されている。
Similarly, the
したがって第1のアタッチメント10の下方に配置されるこの第2のアタッチメント12は、X方向に沿って作用する荷重およびY方向に沿って作用する負荷を伝達できるように構成される。
Therefore, the
上記均衡構造によって、概ね図1から分かるように、前後後方Xに沿って作用する荷重は第1および第2のアタッチメント10,12によって協働で伝達され、左右方向Yに沿って作用する荷重はもっぱら第2のアタッチメント12によって伝達され、そして垂直方向Zに沿って作用する荷重は第1のアタッチメント10の二つのアタッチメント半体10aによって協働で伝達される。
As can be generally seen from FIG. 1, the load acting along the front and rear and rear X is transmitted in cooperation by the first and
同様に、X方向に沿って作用するモーメントの伝達は、もっぱらアタッチメント10の二つのアタッチメント半体10aによって保証され、一方、Y方向に沿って作用するモーメントの伝達は上記二つのエンジンアタッチメント10,12によって協働で保証される。さらに、Z方向に沿って作用するモーメントの伝達もまた、もっぱら第1のアタッチメント10の二つのアタッチメント半体10aによって保証される。
Similarly, the transmission of moments acting along the X direction is guaranteed exclusively by the two
図2は、図1に示す第1の好ましい実施形態を具現化するための第1の代替例の形態のエンジンアセンブリ1を示す。 FIG. 2 shows an engine assembly 1 in the form of a first alternative for implementing the first preferred embodiment shown in FIG.
この第1の代替実施形態においては、二つのアセンブリ半体10aを含む第1のアタッチメント10は垂直インタフェースを有する。つまり、それはそれぞれエンジン6および剛構造体8に対して取り付けられた二つの部分を具備してなり、しかも図3を参照してさらに詳しく説明するように、それらはYZ平面に沿って当接状態となっている。他方、第2のアタッチメント12は水平インタフェースを有する。つまり、それはそれぞれエンジン6および剛構造体8に対して取り付けられた二つの部分を具備してなり、しかも図4を参照してさらに詳しく説明するように、XY平面に沿って当接状態となっている。
In this first alternative embodiment, the
それゆえ第1のアタッチメント10すなわち上側アタッチメントを示す図3を参照すると、エンジン6と剛構造体8との間の最終的な取り付け前には、このアタッチメント10は、エンジン6に対して取り付けられたエンジン部28と、剛構造体8に対して取り付けられたエンジンマウント部30とを具備してなり、これらの部分28,30のそれぞれは、二つのアタッチメント半体10aを画定するために、対称平面として前後方向中心線を通る垂直平面を有していることが分かる。
Therefore, referring to FIG. 3 which shows the
エンジン部28は、左右方向に配置されかつファンケーシング18の上側端部に対して取り付けられた中央ブラケット32を具備してなり、この中央ブラケット32は、YZ平面に沿ってかつ後方に面するよう配置された接触面34を含んでいる。
The engine portion 28 includes a
さらに、この中央ブラケット32の両側には、Y方向に沿って配置されたピン36が設けられ(図3においては一つのピンしか認識できないが、これは図3が拡大斜視図であるからである)、各ピン36は、それに関連するアタッチメント半体10aの一部を形成すると共に、好ましくは三角形状であるサイドブラケット38と協働する。
Further, pins 36 arranged along the Y direction are provided on both sides of the central bracket 32 (only one pin can be recognized in FIG. 3 because FIG. 3 is an enlarged perspective view). ), Each
XZ平面に沿って配置された上記サイドブラケット38は、それゆえ、上記ピン36を中心として旋回可能に支持された一つの頂点を有し、一方、その二つの他の頂点はやはりXZ平面に沿って配置されかつファンケーシング18の周方向輪郭に追従するフレーム42を備えた単一部品として形成された二次サイドブラケット40に対してピンを用いて取り付けられている。このフレーム42はたとえばL形断面を有し、そしてファンケーシング18に取り付けられた別なフレーム44(これも二つの構成要素42,44間の二重面接触を確実なものとするためにL形断面有する)に固定的に取り付けられている。
The
エンジンマウント部30に関して、これは、YZ平面に沿ってかつ前方に配置された接触面47を含む中央プレート46を備える。この中央プレート46は剛構造体8の前部の両側に配置された二つのサイドサポート48に当接している。
With respect to the
図3において一点鎖線50,52,54で大まかに示すように、エンジンおよびエンジンマウント38,30は、X方向に沿って配置された、たとえばボルトおよびピン(図示せず)によって、互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面34および47は予め互いに当接させられ、続いて、各アタッチメント半体10aのボルトおよびピンは、中央ブラケット32、中央プレート46およびサイドサポート48を続けて通過するよう配置される(これらの構成要素は、この目的のために孔が設けられている)。
The engine and the engine mounts 38, 30 are fixed to each other by, for example, bolts and pins (not shown) arranged along the X direction, as roughly indicated by the dashed
図3には左側のアタッチメント半体10aだけしか示されていないが、右側のものも同様の構造を有することに留意されたい。さらに、中央ブラケット32および中央プレート46は、上側アタッチメント10の二つのアタッチメント半体10aに共通であるとみなされる構成要素であることを理解されたい。
It should be noted that only the
この上側アタッチメント10を支持するために、剛構造体8は、一般的な形態の、すなわち実質的にX方向に沿って後部から前部へと延在すると共に、横方向リブによって互いに接合された上側および下側桁材からなるアセンブリによって形成されたメインボックス56を具備してなる。したがって、アタッチメント10のエンジンマウント部30が取り付けられるのは上記ボックス56の前側端部である。
In order to support this
同様に、剛構造体8は下方に突出する部分58を具備してなり、当該部分58はボックス56の前方端部の真下に取り付けられている。
Similarly, the
図4を参照してさらに詳しく説明するように、突出部58は、本質的に、第2のアタッチメント12の取り付けを確実なものとするために設けられている。
As will be described in more detail with reference to FIG. 4, the
それゆえ、第2のアタッチメント12すなわち下側アタッチメントを示す図4を参照すると、エンジン6と剛構造体8との間の最終取り付け前には、当該アタッチメント12は、エンジン6に対して、さらに詳しくは中心ケーシングの前部の部分25に対して取り付けられたエンジン部62と、剛構造体8に対して、さらに詳しくは突出部58に対して取り付けられたエンジンマウント部60を具備してなり、これらの部分60,62のそれぞれは、対称面として、前後方向中心線5を通る垂直面を有していることが分かる。
Therefore, referring to FIG. 4 showing the
エンジン部62は前後方向であってかつ水平方向に配置された中央プレート64を具備してなり、かつXY平面に沿って上向きに配置された接触面66を含んでいる。エンジン部62はまた部分25の上側部分に対して取り付けられた二つのサポートブラケット68を具備してなり、そして両者の間に中央プレート64の前端部が挿入されている。この目的のために、二つのサポートブラケット68はまたXY平面に沿って配置されており、下側にあるブラケットは任意選択で前後方向の補強リブ(図示せず)を備える。実質的に垂直に配置されたピン61によって、二つのサポートブラケット68と中央プレート64とが連結状態となっている。
The
エンジンマウント部60に関して、これは実質的に、XY平面に沿ってかつ下方に配置された接触面67を含む中央プレート70を備えるが、この中央プレート70は剛構造体8の突出部58の下端部を形成している。
With respect to the
図4に概ね一点鎖線72,74で示すように、エンジンおよびエンジンマウント部60,62は、たとえばX方向に沿って配置されたボルト(図示せず)を介して互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面66および67は予め互いに当接させられ、続いてボルトが中央プレート70および64を連続的に貫通するように配置される(これらのプレートはそれゆえ、この目的のために孔を備える)。
The engine and the engine mounts 60 and 62 are fixed to each other via bolts (not shown) arranged along the X direction, for example, as indicated by a dashed
図5には、図1に示す第1の好ましい実施形態を具現化するための第2の代替例の形態のエンジンアセンブリ1を示す。 FIG. 5 shows an engine assembly 1 in the form of a second alternative for implementing the first preferred embodiment shown in FIG.
この第2の代替例にあっては、二つのアタッチメント半体10aを含む第1のアタッチメント10は、図2および図3に示すアタッチメント10のそれと同じ構造を有する。それゆえ、その詳細な説明は省略する。
In this second alternative, the
その一方で、この第2の代替例の第2のアタッチメント12は、図6を参照してさらに詳しく説明するように、それが垂直インタフェースと一体化しているという、すなわちそれがエンジン6および剛構造体8に対してそれぞれ取り付けられかつYZ平面に沿って当接状態にある二つの部品を具備してなるという特殊性を有する。
On the other hand, the
エンジン6と剛構造体8との間の最終取り付け前の状態で第2のアタッチメント12すなわち下側アタッチメントを示す図6からは、当該アタッチメント12がエンジン6に対して取り付けられたエンジン部76と、剛構造体8に対して取り付けられたエンジンマウント部78とを具備してなり、これら部分76,78のそれぞれは、対称面として、前後方向中心線5を通る垂直面を有していることが分かる。
From FIG. 6 showing the
エンジン部76は上側中央ブラケット80と下側中央ブラケット82とを具備してなるが、これらブラケット80,82は当接状態にあり、しかもそれぞれL形断面および略T形断面を有している。それらは、その重ね合わされた後部がXZ平面に沿って存在するように配置されており、この結果、最も後方に位置するブラケット82の後部はYZ平面に沿ってかつ後方を向くように配置された接触面84を形成している。
The
これら二つの中央ブラケット80,82の前方側当接部は、部分25の上側部分に取り付けられた二つのサポートブラケット86同士の間に挿入されており、これら二つのブラケット86は、上述した前方部分と同じ様式で、XY平面に沿って配置されている。参考までに、サポートブラケット86とブラケット80,82の前部との間の連結状態は、好ましくは、ピン、たとえばこれらの構成要素の全てをZ方向に貫通する二重ピンを用いて実現される。
The front abutting portions of these two
エンジンマウント部78に関して、これは、YZ平面に沿って配置された中央プレート90と、それぞれXZ平面に沿って配置された二つの側壁92とを備えた中央ブラケット88を備える。
With respect to the
上記中央ブラケット88は、そのプレート90によって、YZ平面に沿ってかつ前方に向かって配置された接触面94を形成している。
The
さらに、上記ブラケット88は、それが取り付けられる剛構造体8の前端部の下方に全体的に配置されるが、中央プレート90は、それにもかからず、それが、特に図3に示される前部アタッチメント10の中央プレート46と一つになるまで上向きに延在できることに留意されたい。他方で、このブラケット88の側壁92は、好ましくは、図6から明らかであるように、剛構造体8の側壁(参照数字なし)から連続して設けられる。
In addition, the
同様に、スラスト荷重伝達の可能性を向上させるために、側壁92と平行に一つ以上の前後方向補強リブ(破線で一つだけを示す)を付加することができる。
Similarly, in order to improve the possibility of thrust load transmission, one or more longitudinal reinforcing ribs (only one is shown with a broken line) can be added in parallel with the
図6において一点鎖線96,98によって大まかに示すように、エンジンおよびエンジンマウント部品76,78は、たとえばX方向に沿って配置されたボルトおよびピン(図示せず)を用いて互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面84,94は予め互いに当接させられ、続いてボルトおよびピンが、この目的のために孔が設けられた中央ブラケット80,82および中央プレート90の一つを続けて通過するように配置される。
In FIG. 6, the engine and the
参考までに言うと、図6に100で示しかつ上側中央ブラケット80に形成された孔は、それがY方向に沿って作用する荷重を伝達できるように、前後方向に配置されるピンを受けるためのものである。これは、上述したように、この第2のアタッチメント12はXおよびY方向に沿って作用する荷重を伝達するよう意図されているからである。
For reference, the hole shown at 100 in FIG. 6 and formed in the upper
この第2の代替例は剛構造体8の前部を簡素化できるという利点を有するが、この部分にはもはや、図2に示す第1の代替例のように突出部を一体化する必要はない。剛構造体はそれゆえ図2に示すものと同一あるいは類似の一般的なボックス56の形態である。
Although this second alternative has the advantage that the front part of the
さらに、マウント手段を形成する二つのアタッチメント10,12はいずれも、剛構造体8上でのエンジン6の軸方向の位置決めを有利に可能とする垂直および左右方向(横方向)インタフェースを有するが、搭載中に実施される相対的な軸方向の移動は、したがって、YZ平面に沿って配置されたさまざまな面34,47,84,94同士の当接によって制限される。
Furthermore, the two
図7は、図1に示す第1の好ましい実施形態を具現化するための第3の代替例の形態のエンジンアセンブリ1を示す。 FIG. 7 shows an engine assembly 1 in the form of a third alternative for implementing the first preferred embodiment shown in FIG.
この第3の代替例においては、第2のアセンブリ(図7は斜視図であるから認識できない)は図2および図4に示すアタッチメント12と同一の構造であるか、あるいは図5および図6に示すアタッチメント12と同一の構造である。それゆえ、詳しい説明は省略する。
In this third alternative, the second assembly (not recognizable because FIG. 7 is a perspective view) has the same structure as the
その一方で、上記第3の代替例の第1のアタッチメント10は、それぞれXおよびZ方向に沿って作用する荷重を伝達できる二つのアタッチメント半体10aを備えたタイプではあるが、第1および第2の代替例に関して上述したものとは異なっている。
On the other hand, the
エンジン6と剛構造体8との間に配置された第1のアタッチメント10すなわち上側アタッチメントを示す図8を参照すると、このアタッチメント10は、対称平面として、前後方向中心線5を通る垂直面を提供し、この特殊性は特に二つのアタッチメント半体10aを画定するために付与されていることが分かる。
Referring to FIG. 8, which shows a
上記アタッチメント10はまず、左右方向に配置されかつ剛構造体8の前端部に対して取り付けられた中央ブラケット102を具備してなるが、その構造は第2の代替例に関して説明したものと同一であってもあるいはそれに類似していてもよい。
The
ブラケット102はそれゆえ二つのアタッチメント半体10aの画定に関与している。なぜなら、この中央ブラケット102の二つの側方端部はそれぞれ左側アタッチメント半体および右側アタッチメント半体に属しているからである。
The
第一に、二つのアタッチメント半体10aは同一であるから、以下では左側のものだけを説明する。
First, since the two
したがって、図8からわかるように、中央ブラケット102の側方端部は、前後方向軸線104に沿ってその上で回動可能とされかつYZ平面内に存在するシャックル106を支持するが、このシャックル106は、それがエンジン6の中心線5を通る垂直面に向かって上方に延在するよう、ある角度で存在している。シャックル106の別の端部は、ファンケーシング18の上側部分に対して取り付けられたブラケット(図示せず)上で前後方向軸線108に沿って回動可能となっている。それゆえ、シャックル106の特定の位置決めおよび取り付けによって、関係するアタッチメント半体10aはZ方向に沿って作用する荷重を伝達することが可能となっている。
Thus, as can be seen from FIG. 8, the lateral end of the
さらに、中央ブラケット102の側方端部はまた、左右方向軸線110に沿って回動可能とされたリンク112を支持するが、このリンク112は、それがエンジン6の後部に向かってわずかに上方に延在するよう、XZ平面内に僅かに傾斜した状態で存在する。リンク112の前部は、ファンケーシング18の上側部分に対して取り付けられたブラケット(図示せず)上で左右方向軸線114に沿って回動可能となっている。それゆえ、リンク112の特定の位置決めおよび取り付けによって、関係するアタッチメント半体はX方向に作用する荷重を伝達することが可能となっている。
In addition, the lateral end of the
ここで図9を参照すると、航空機の翼(図示せず)の下に吊り下げられることになる、航空機用エンジンアセンブリ1を認識できるが、このアセンブリ1は、マウントデバイス4およびこのマウントデバイス4の下方に取り付けられたターボジェットエンジンのようなエンジン6を具備してなる本発明の第2の好ましい実施形態の様式である。 Referring now to FIG. 9, an aircraft engine assembly 1 can be identified that will be suspended under an aircraft wing (not shown), which includes the mounting device 4 and the mounting device 4. 2 is a second preferred embodiment mode of the invention comprising an engine 6 such as a turbojet engine mounted below;
このエンジンアセンブリ1は、図1に示すものと実質的に同一であるが、Y方向に沿って作用する荷重はもはや第2のエンジンアタッチメント12によって伝達されず、第1のエンジンアタッチメント10の中央部分10bによって伝達される点でのみ相違する(これは既に存在する二つのアタッチメント半体10aに付加される)。
The engine assembly 1 is substantially the same as that shown in FIG. 1, but loads acting along the Y direction are no longer transmitted by the
この結果、上記平衡構造によって、図9に大まかに示すように、前後方向Xに沿って作用する荷重は第1および第2のアタッチメント10,12によって協働で伝達され、左右方向Yに沿って作用する荷重はエンジンアタッチメント10の中央部分10bによってのみ伝達され、そして垂直方向に沿って作用する荷重は第1のアタッチメント10の二つのアタッチメント半体10aによって協働で伝達される。
As a result, the load acting along the front-rear direction X is transmitted by the first and
同様に、X方向に沿って作用するモーメントの伝達はアタッチメント10の二つのアタッチメント半体10aによってのみ保証され、一方、Y方向に沿って作用するモーメントの伝達は上記二つのエンジンアタッチメント10,12によって協働で保証される。さらに、Z方向に沿って作用するモーメントの伝達はまた第1のアタッチメント10の二つのアタッチメント半体10aによってのみ保証される。
Similarly, transmission of moments acting along the X direction is guaranteed only by the two
図10は、図9に示す第2の好ましい実施形態を具現化するための第1の代替例の形態のエンジンアセンブリ1を示す。 FIG. 10 shows an engine assembly 1 in the form of a first alternative for implementing the second preferred embodiment shown in FIG.
この第1の代替例においては、二つのアセンブリ半体10aを含む第1のアタッチメント10は図8に示すアタッチメント10の構造と類似の構造を有する。それゆえ、以下では、図11を参照して、付加的構成要素についてのみ説明する。
In this first alternative, the
それぞれXおよびZに沿って作用する荷重を伝達する二つのアタッチメント半体10aに加えて、前部アタッチメント10は、実際上、YZ平面内に存在しかつ中央ブラケット102上の前後方向軸線122に沿って回動可能とされたシャックル120の形態の中央部10bを含むが、このシャックルは二つのアタッチメント半体10aの二つのシャックル106同士の間に配置されている。
In addition to the two
それゆえ、図11から分かるように、ブラケット102の中央部分はシャックル120を回動可能な様式で支持するが、このシャックルは、同方向に沿って作用する荷重を伝達するために、実質的にエンジン6のY方向に沿って配置されている。最後に、シャックル120の他端は、ファンケーシング18の上側部分に取り付けられたブラケット(図示せず)に、前後方向軸線124に沿って回動可能に支持されている。
Therefore, as can be seen from FIG. 11, the central portion of the
やはり図10を参照すると、この第1の代替例の第2のアタッチメント12は、やはり中心ケーシング22の前部に対して、たとえば同中心ケーシング22をファンケーシング18に対して結合する固定ブレードを支持する部分(認識できない)に対して取り付けられた側方リンクを備えた一般的なスラストマウントデバイスの形態であるという特殊性を有することに留意されたい。
Still referring to FIG. 10, the
実際上、この第1の代替例における第2のアタッチメント12は、エンジン6の前後方向軸線5を通る垂直面の両側に配置された二つのサイドスラストリンク128を具備してなる。各リンク128はそれゆえ、中心ケーシング22の前部に取り付けられたブラケット(認識できない)上に回動可能に支持された前端部と、当業者にはよく知られたタイプの整流バー130上に回動可能に支持された後端部とを具備しており、したがってアタッチメント12の一体部分を形成している。
In practice, the
上記整流バー130は、剛構造体8の下側部分に対して、たとえば中心ケーシング22の後部の真上に、あるいは排気ケーシング23の真上に取り付けられている。
The rectifying
上記第1の代替例は剛構造体8の前部が簡素化されるという利点を有するが、これはアタッチメント10を支持すればよく、もはやアタッチメント12を支持しない。この剛構造体8はそれゆえ、当業者にはよく知られた簡素な一般的なボックスの形態であってもよい。
The first alternative has the advantage that the front part of the
図12には、図9に示す第2の好ましい実施形態を具現化するための第2の代替例の携帯のエンジンアセンブリを示す。 FIG. 12 shows a second alternative portable engine assembly for implementing the second preferred embodiment shown in FIG.
この第2の実施形態においては、第1のアタッチメント10は、Y方向に作用する荷重の伝達を保証するために設けられているという付加的な独特の態様を備えること以外は、図3に示すアタッチメント10の構造と同一の構造を有する。それゆえ、この第1のアタッチメント10についての詳しい説明は省略する。
In this second embodiment, the
同様に、第2のアタッチメント12は、二つのサイドリンク128を備えた一般的なスラストマウントデバイスの形態であるという意味で、図10に示すアタッチメント12の構造と同一の構造を有する。それゆえ、この第2のアタッチメント12の詳しい説明は省略する。
Similarly, the
最後に、それぞれ図2および図5に示す第1の好ましい実施形態の二つの第1の代替例は、それらが、第1のアタッチメント10によってY方向に沿って作用する荷重の伝達を保証し、かつ第2のアタッチメント12によってX方向に作用する荷重の伝達をもっぱら保証することができるよう設計されており、この結果、これら二つの代替例はまた、本発明の第2の好ましい実施形態を具現化するのに適していることに留意されたい。特に、図5および図6に示す第2の代替例の場合には、アタッチメント12はもはや、孔100を貫通する前後方向のピンを備える必要はない。なぜなら、この場合に、Y方向に沿って作用する荷重の伝達はアタッチメント10によって実現されるが、図3を参照して詳しく説明したその構成は、そうした伝達を完全に保証できるからである。
Finally, the two first alternatives of the first preferred embodiment shown in FIGS. 2 and 5, respectively, ensure that they transmit loads acting along the Y direction by the
当業者であれば、明らかに、単に非限定的な例として説明してきた航空機用のエンジンアセンブリ1に対して、さまざまな変更を施すことが可能である。 Obviously, those skilled in the art can make various modifications to the aircraft engine assembly 1 that has been described merely as a non-limiting example.
1 エンジンアセンブリ
4 マウントデバイス
6 エンジン
8 剛構造体
10,12 エンジンアタッチメント
10a サイドアタッチメント半体
16 アタッチメント
18 ファンケーシング
20 環状ファンダクト
22 中心ケーシング
23 排気ケーシング
25 大直径部分
27 固定ブレード
28 エンジン部
30 エンジンマウント部
32 中央ブラケット
34 接触面
36 ピン
38 サイドブラケット
40 二次サイドブラケット
42,44 フレーム
46 中央プレート
47 接触面
48 サイドサポート
56 メインボックス
58 突出部
60 エンジンマウント部
61 ピン
62 エンジン部
64 中央プレート
66,67 接触面
68 サポートブラケット
70 中央プレート
76 エンジン部
78 エンジンマウント部
80 上側中央ブラケット
82 下側中央ブラケット
84 接触面
86 サポートブラケット
88 中央ブラケット
90 中央プレート
92 側壁
94 接触面
100 孔
102 中央ブラケット
106 シャックル
112 リンク
120 シャックル
128 サイドスラストリンク
130 整流バー
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Engine assembly 4 Mount device 6
Claims (10)
前記エンジンマウントデバイス(4)は、前記航空機の翼(2)と前記エンジン(6)との間に配置されるよう構成されており、かつ前記エンジンマウントデバイス(4)は、剛構造体(8)と、この剛構造体(8)に前記エンジン(6)をマウントするための手段と、を具備してなり、前記マウント手段は第1のアタッチメント(10)と第2のアタッチメント(12)とから構成されており、
前記第1のアタッチメント(10)は二つの側方アタッチメント半体(10a)からなり、この二つの側方アタッチメント半体(10a)は、前記エンジン(6)のファンケーシング(18)の周方向に互いに離間しており、かつ、それぞれ前記エンジン(6)の前記ファンケーシング(18)の後端部に対して取り付けられており、かつ、前記第2のアタッチメント(12)は前記エンジン(6)の中心ケーシング(22)の前部に対して取り付けられており、
前記第1のアタッチメント(10)は前記剛構造体(8)および前記ファンケーシング(18)の上に突出しており、かつ、前記第2のアタッチメント(12)は前記剛構造体(8)の下方に配置されていることを特徴とする航空機用エンジンアセンブリ(1)。 An aircraft engine assembly (1) comprising an engine (6) and a mounting device (4) for the engine (6),
The engine mounting device (4) is configured to be disposed between the wing (2) of the aircraft and the engine (6), and the engine mounting device (4) includes a rigid structure (8). ) And means for mounting the engine (6) on the rigid structure (8). The mounting means includes a first attachment (10) and a second attachment (12). Consists of
The first attachment (10) is composed of two side attachment halves (10a), and the two side attachment halves (10a) are arranged in the circumferential direction of the fan casing (18) of the engine (6). spaced apart from each other, and are respectively attached against the rear end portion of the full Ankeshingu (18) of said engine (6), and said second attachment (12) of said engine (6) Attached to the front of the central casing (22) ,
The first attachment (10) protrudes above the rigid structure (8) and the fan casing (18), and the second attachment (12) is below the rigid structure (8). An aircraft engine assembly (1) characterized in that the aircraft engine assembly (1) is arranged .
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